某航空發動機卡箍斷裂故障分析

劉中華，賈 鐸，劉 鑫

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

0 引言

卡箍在固定和安裝航空發動機管路、導線和電纜等[1]方面有廣泛應用。用于支撐管路的卡箍具有調節管路固有頻率和降低管路振動應力的功能，是改善管路系統動態特性的有效手段[2-4]，也是保障管路系統使用安全的主要設計手段，其質量直接影響發動機的安全性。

國內多位研究人員對卡箍的故障原因進行了深入的分析工作。肖偉[5]研究了由于裝配力矩與溫度兩者共同作用產生的卡箍襯墊撕裂問題，確定最優裝配力矩，選擇適合的襯墊材料；李剛[6]通過卡箍裝配狀態在典型環境下的試驗，對卡箍橡膠墊內部損傷機理進行了研究；周寧波[7]利用有限元法進行計算分析，獲得應力分布形式，為強度校核提供依據。

本文針對某型航空發動機在長時間試車過程中多次發生的卡箍斷裂情況，進行了故障排查分析，并最終確定了故障發生位置及故障發生原因，制定了相應改進措施以提高發動機安全性和可靠性。

1 故障現象描述

某型發動機在進行廠內臺架試車過程中，2 級風扇安裝邊用于固定低壓作動筒桿腔連通管的卡箍連續發生多處斷裂故障，故障卡箍為同一規格件，且斷裂處均在安裝孔附近，如圖1 所示。

圖1 故障卡箍

2 故障分析

2.1 故障定位及故障樹分析

通過現場檢查，每次斷裂故障只有1 個結構件發生，其他件未見異常，卡箍斷裂為原發故障，是該故障的頂事件。

依據故障件設計、生產加工、制造、裝配和試車的全流程，找出所有可能造成故障的項目，形成故障樹[1，8-9]，用于指導排故工作和方便找出故障原因。故障樹如圖2 所示。

圖2 卡箍斷裂故障樹

根據故障現象及故障樹，通過故障件斷口分析、設計復查、裝配工藝復查、振動環境測量復查等，以確定故障原因。

2.2 卡箍斷口分析

圖3 故障卡箍斷口剖面

圖4 疲勞源區放大形貌

多次斷裂的卡箍斷口位置相同，均在安裝孔附近，斷口處宏觀形貌如圖3 所示。從圖中可見，裂紋斷口表面呈銀灰色，在靠近卡箍上表面附近有明顯起伏。箭頭所指處的斷口表面可見明顯疲勞弧線和匯集于下表面的放射棱線，表明斷口性質為疲勞。疲勞源區的進一步放大形貌如圖4所示。未見明顯冶金缺陷?？ü繑嗫诒砻嫫跀U展均比較充分，未見明顯的瞬斷區，且疲勞條帶較細，表明斷口性質為高周疲勞。

對故障卡箍基體進行組織分析，結果為回火索氏體組織，未見明顯異常，如圖5 所示。

通過上述斷口分析結果，可以排除底事件中的EVENT2 基本組織不均勻及EVENT3 冶金缺陷項。

2.3 卡箍材料分析

卡箍中板材的材料為1Cr11Ni2W2MoV，為馬氏體型熱強不銹鋼，其室溫拉伸強度、持久強度極限及蠕變極限均較高，有良好的韌性和抗氧化性能，通常以淬火、回火熱處理供應。

依據材料手冊[10]，1Cr11Ni2W2MoV 在經過1000～1020 ℃油淬和660～710 ℃回火條件下，拉伸性能σb=835 MPa，拉伸率δ5=14%。在多型發動機外部結構設計時卡箍結構均選用該材料，經強度校核具有較高的強度儲備；同時，在發動機全工況使用條件下具有較高可靠性。由此可以排除底事件EVENT1材料力學性能不足項。

2.4 目視檢查

在卡箍發生故障后，對故障件進行目視檢查。故障卡箍表面有磨損痕跡，為卡箍裝配后在試車中產生，未發現卡箍在制造過程中的機械損傷，因此可以排除底事件EVENT4 因素。

在更換卡箍、螺栓及鎖片的工作現場，均對卡箍及螺栓的裝配狀態進行檢查，卡箍與管路同軸度均良好，未發現異常，因此可以排除底事件EVENT6 因素。

2.5 設計復查

2.5.1 設計狀態卡箍裝配應力分析

卡箍裝配時，通過擰緊螺栓，使卡箍上、下瓣接觸以固定管路。在擰緊螺栓時，由于卡箍上、下瓣之間存在2 mm 的間隙，卡箍首先在圓圈位置（如圖6 所示）發生接觸，卡箍上、下瓣之間存在夾角α 約為5毅。隨著螺栓擰緊力矩[11-12]的增大，卡箍下瓣變形才能達到卡緊管路的目的，在變形過程中會導致鎖片及卡箍下瓣產生裝配應力。在螺栓擰緊的過程中，卡箍下瓣受到管路所施加的支反力F，對F 進行力學分解，得到Fx及Fy

圖5 故障卡箍金相組織

圖6 卡箍裝配及受力

根據上述受力分析，在ANSYS Workbench[13]中使卡箍安裝孔-螺栓一端位置固定，另一端施加Fy方向強制位∑以達到初始裝配狀態的邊界條件[14]進行相關件有限元數值計算，應力云圖中的應力集中位置與故障件的斷裂、磨損位置基本吻合，應力分布與實物對比如圖7、8 所示。

圖7 鎖片有限元分析與實物對比

圖8 卡箍有限元分析與實物對比

2.5.2 系列卡箍型號裝配角度復查

該結構類型的卡箍主要用于固定管直徑為8～25 mm 的管路，系列卡箍結構參數如圖9 所示。

圖9 卡箍結構參數

經復查，該結構系列卡箍的設計狀態初始角度及初始裝配應力倍數見表1。該系列卡箍角度α 主要為3°～5°，通過計算得知卡箍I 的應力值最小，以該卡箍的最大應力為標準，計算其它系列卡箍最大裝配應力值相對于該卡箍的應力倍數。通過分析可得，應力倍數隨角度成正相關趨勢變化，即初始裝配角度越大，產生應力越大，故障卡箍A1 的初始角度最大，為5.2°，產生初始應力最大，應力倍數為6.44。由此可判斷底事件EVENT5 是導致卡箍斷裂的可能因素之一。

表1 卡箍上、下瓣初始裝配角度和應力倍數

2.6 振動情況復查

2.6.1 卡箍的振動使用情況分析

該故障卡箍廣泛應用于某型系列發動機，從未發生過斷裂故障；發生卡箍斷裂故障的發動機的卡箍固定形式、位置及裝配狀態均與科研批其他臺份發動機一致，除此發動機外，其他臺份發動機該位置卡箍均未發生過斷裂故障。通過分析可知，初始裝配應力大并非導致故障的惟一因素。

2.6.2 卡箍的振動環境復查

與其他臺份發動機相比，發生卡箍斷裂故障的發動機采用改進狀態的風扇機匣和外部管路，其他主機部分均未發生變化，考慮到發生故障的卡箍位置均在風扇第2 級機匣前安裝邊上，分析認為此處振動環境[15]發生變化。因此，分別對改進機匣前/后的故障卡箍位置進行X（徑）向、Y（切）向及Z（軸）向振動環境測量，在20～6400 Hz 內的振動加速度總量[16]隨發動機低壓相對轉速NL變化的對比如圖10所示。

圖10 風扇機匣改進前、后振動環境對比

通過分析圖10 可知：在NL=96%附近時振動加速度激增，但風扇機匣改進后的發動機（故障卡箍）的最大振動加速度激增量明顯大于風扇機匣改進前的。據此判斷，EVENT7 振動加速度大可能是導致卡箍斷裂的因素。

3 故障機理分析

針對與故障相關的2 個底事件，對卡箍斷裂故障原因具體分析如下：由于風扇機匣改進后，其振動能量增大，卡箍結構設計不能適應該處振動環境；在設計狀態下卡箍上、下瓣之間裝配夾角大，在螺栓擰緊過程中，易造成卡箍結構故障位置產生較大的初始局部應力，在較大的振動環境下導致該處綜合應力增大，由于此處結構強度儲備不足，從而發生高周疲勞斷裂。

4 改進措施及驗證

4.1 改進措施

針對故障原因及復查問題，制定排故措施如下：加裝2 mm 厚鋼墊以消除卡箍下瓣變形，降低靜應力以提高動強度儲備[17]，同時起到限制管路沿軸線垂直方向振幅的作用，具體如圖11 所示。

圖11 排故措施

4.2 驗證情況

排故措施落實后，進行如下驗證：

（1）在ANSYS Workbench 中進行裝配應力計算，最大應力減小42.3 倍，有效降低了卡箍初始裝配應力；

（2）卡箍下瓣變形消除，卡箍對管路軸向夾持力減小，由于卡箍中金屬橡膠的作用，管路沿軸線垂直方向的振幅也得到限制；

（3）對卡箍支撐的相關管路進行動應力測量[18]，動應力符合要求。

排故措施落實后，經過大量的廠內臺架試車，均未再發生此類故障，證明改進措施正確有效。

5 結束語

針對某型航空發動機卡箍斷裂故障，采取加裝2 mm 厚鋼墊、降低靜應力等改進措施，經驗證有效，并在后續試車時未再發生此類故障。為避免此類故障再次發生，在卡箍的設計中要綜合考慮制造、生產、裝配和振動環境等多方面因素，以提高卡箍可靠性。